发动机原理第三章
第三章起动机
第三章起动机概述一、发动机起动方式发动机靠外力起动，常用起动方式有：1、人力起动（手摇或绳拉，小功率发动机）2、电力起动机起动（简称起动机起动，电动机带动，现代汽车发动机广泛应用）3、汽油机起动（小型汽油机带动，大功率柴油机）4、压缩空气起动（压缩空气冲入气缸，大型柴油机组如轮船、电站）二、起动机功用、组成与工作过程电力起动机简称起动机。
1、起动机功用：起动发动机（将蓄电池的电能转换为机械能-电磁转矩，驱动发动机飞轮旋转）。
2、起动机组成：一般由三部分组成（1）直流电动机：产生转矩。
普遍采用串激（励）式直流电动机。
（2）传动机构（啮合机构）：传递动力和切断动力（起动时将起动机转矩传给发动机曲轴，起动后断开发动机向发电机的逆向动力传递）。
（3）控制装臵（操纵机构）：控制起动机驱动齿轮与发动机飞轮的啮合与分离以及电动机电路的通断（对于某些汽油发动机还兼有短路点火线圈附加电阻的作用）。
三、起动机的种类1、起动机分类随着起动机结构与性能的不断发展，出现了多种结构型式。
（1）按总体结构①普通起动机：无特殊结构和装臵（电磁式电动机即磁场由电产生，起动机与驱动齿轮之间直接通过单向离合器传动即传动机构无减速装臵）。
汽车起动机普遍使用。
如EQ1090配用的QD124、QD1212型，CA1090配用的QD1215型和桑塔纳轿车配用的QD1225型起动机。
②永磁起动机：以永久磁铁作磁极，取消磁场线圈。
结构简化、体积小、重量轻。
近年出现的新型起动机。
③减速起动机：在起动机与驱动齿轮之间增设了一组减速齿轮，即传动机构设有减速装臵。
具有结构尺寸小、重量轻、起动可靠等优点（可采用小型高速、低转矩电动机，质量和体积比普通起动机减小30%-35%），在轿车上的应用日渐增多。
（3）按传动机构驱动齿轮啮入方式①惯性啮合式：依靠驱动齿轮自身旋转的惯性力啮入飞轮齿环。
结构简单，但工作可靠性较差，现很少采用。
②电枢移动式（电磁啮合式）：靠磁极产生的电磁力使电枢作轴向移动，带动固定在电枢轴上的驱动齿轮啮入飞轮齿环。
发动机原理与汽车理论发动机原理基础知识
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燃烧过程
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结论：膨胀
发动机的实际膨胀过程与压缩过程很相似，也是一 个复杂的热力过程（吸热量大于放热量、吸热量等于 放热量、吸热量小于放热量）。总体来说，缸内气体 的吸热量大于放热量。 膨胀过程不仅有散热损失和漏气损失，还有补燃损 失。 膨胀过程终了b点的压力和温度越低，说明气体膨胀 和热量利用越充分。
发动机原理与汽车理论 发动机原理基础知识
2
课程内容概述
第一章 发动机原理基础知识 第二章 发动机的换气过程 第三章 汽油机的燃料与燃烧 第四章 柴油机的燃料与燃烧 第五章 燃气发动机的燃料与燃烧 第六章 发动机的特性 第七章 汽车的动力性 第八章 汽车的制动性 第九章 汽车的使用经济性 第十章 汽车的操纵稳定性 第十一章 汽车的舒适性 第十二章 汽车的通过性 第十三章 汽车性能的合理使用
原子数，单：k=1.67，双：cvk=1.4，三：k=1.3。
根据热力学公式和循环平均压力可求出混合加热循环的平均 压力为：
pt
k 1
p1
k 1
1
k
1t
影响因素
定容加热循环。
由4个热力过程组成:（ρ=1）
循环净功为W 。
将ρ=1代入混合加热循环计算式中。
定容加热循环的热效率为：
t
1
1
k 1
定容加热循环的平均压力为： pt
k p1
1 k 1
1t
影响因素
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4.理想循环的影响因素
（1）压缩比ε。ε提高,循环热效率ηt和平均压力pt提高。因 为ε提高，可以提高压缩终了的温度和压力，在定容加热量一定 时，缸内最高压力提高，使膨胀功增加。
(2）压力升高比λ和预胀比ρ。在定容加热循环中，压力升高比 λ增加，循放加热量增加(在ε一定时)，使循环净功W0和循环放 热量Q2均相应增加, 所以循环热效率不变，但循环平均压力提高； 在混合加热循环中(在ε和总加热量一定时) ，λ提高，预胀比 ρ减小，循环热效率和平均压力提高。
汽车发动机原理课后习题答案
第二章发动机的性能指标1。
研究理论循环的目的是什么？理论循环与实际循环相比，主要作了哪些简化?答:目的：1.用简单的公式来阐明内燃机工作过程中各基本热力参数间的关系,明确提高以理论循环热效率为代表的经济性和以平均有效压力为代表的动力性的基本途径2.确定循环热效率的理论极限，以判断实际内燃机经济性和工作过程进行的完善程度以及改进潜力3。
有利于分析比较发动机不同循环方式的经济性和动力性简化：1.以空气为工质，并视为理想气体，在整个循环中工质的比热容等物理参数为常数，均不随压力、温度等状态参数而变化2.将燃烧过程简化为由外界无数个高温热源向工质进行的等容、等压或混合加热过程,将排气过程即工质的放热视为等容放热过程3.把压缩和膨胀过程简化成理想的绝热等熵过程，忽略工质与外界的热交换及其泄露等的影响 4.换气过程简化为在上、下止点瞬间开和关,无节流损失,缸内压力不变的流入流出过程。
2.简述发动机的实际工作循环过程.四冲程发动机的实际循环由进气、压缩、燃烧、膨胀、排气组成3.排气终了温度偏高的原因可能是什么？有流动阻力,排气压力>大气压力，克服阻力做功，阻力增大排气压力增大，废气温度升高.负荷增大Tr增大；n升高Tr增大，∈+，膨胀比增大,Tr减小.4。
发动机的实际循环与理论循环相比存在哪些损失？试述各种损失形成的原因。
答：1.传热损失,实际循环中缸套内壁面、活塞顶面、气缸盖底面以及活塞环、气门、喷油器等与缸内工质直接接触的表面始终与工质发生着热交换2.换气损失，实际循环中，排气门在膨胀行程接近下止点前提前开启造成自由排气损失、强制排气的活塞推出功损失和自然吸气行程的吸气功损失3.燃烧损失，实际循环中着火燃烧总要持续一段时间,不存在理想等容燃烧,造成时间损失，同时由于供油不及时、混合气准备不充分、燃烧后期氧不足造成后燃损失以及不完全燃烧损失4。
涡流和节流损失实际循环中活塞的高速运动使工质在气缸产生涡流造成压力损失。
航发原理第三章
航发原理第三章涡轮喷气发动机的工作原理航空发动机知识发动机性能计算发动机设计是一个复杂的过程，需考虑应用对象、重量、成本、体积、寿命及噪音等诸多限制因素，需进行发动机设计点下的一些参数优化选择，继而进行发动机总体性能计算。
发动机设计点的性能将取决于设计状态下各部件的热力过程。
本章将介绍发动机主要工作过程参数对发动机单位性能参数的影响及设计点发动机性能计算方法。
航空发动机知识涡轮喷气发动机的主要单位性能参数发动机最重要的两个单位性能参数：1. 单位推力定义：Fs=F/qm ;2. 单位燃油定义：耗油率sfc=3600qmf/F。
发动机推力F通常由用户给定，提高Fs可降低流量qm,这意味着将减少发动机的重量和最大迎风面积，因此该参数对发动机总体性能影响十分重要。
如假定尾喷管完全膨胀(p9=p0),且忽略燃气与空气流量的差别，即qm=qmg , 则有单位推力：Fs=V9-V0航空发动机知识发动机主要工作过程参数概念在发动机工作过程中，用来描述气流沿程流动状态变化的参数,如P0、P1、pc 、T0、T1、T3* 。
.. 等参数称为发动机的工作过程参数。
其中压气机压比pc和涡轮前温度T3*是发动机的主要工作参数，也是设计时需要选择的重要参数。
航空发动机知识工作参数对单位性能的影响首先研究一下循环功。
若把压气机和进气道作为一个总的压缩过程，则每千克气体输入功为：Wc C p (T2* T0 ) C pT0 (p11) / hc其中：hc 为压缩过程的总效率，p=P2*/P0为总增压比。
若把涡轮和尾喷管作为一个总的膨胀过程(不计燃烧引起的总压损失),则每千克气体输出功：' ' * Wp C p (T3* T9 ) C p T3 (1 1 p' 1 ')h p其中hp 为膨胀过程的总效率。
航空发动机知识循环功与工作过程参数之间的关系发动机循环功代表发动机可以使用的能量(可用能量), 可以表示为：W循环功1 1 ' * W p Wc C pT3 1 ' 1 h p C pT0 p 1 hc ' p ' , T3* T0 , C p (1 1若取：e p1p1 '') C p (1 1p1)e 1 a hch p 则循环功：W循环功C pT0 ( 1) hc e(1)航空发动机知识循环功影响参数分析e 1 a hch p W循环功C pT0 ( 1) hc e 影响发动机循环功W的主要参数是压比p、温比, =1.02-1.04。
发动机原理第三章 内燃机的换气过程
➢惯性进气
进气迟闭角：从进气下止点
河
到进气门关闭为止的曲轴转
南 理
角。
工
大
学
四冲程内燃机的换气过程
河 南 理 工 大 学
上止点
下止点
河 南 理 工 大 学
四冲程内燃机的换气过程
气门叠开现象和气门定时
气门叠开 配气相位 气门定时 扫气现象
进、排气提前角和迟闭角：
排气提前角：30~80°CA
南
理
工
TS ,Ta ,c , ρs
大
学
§3-3 提高充气效率的措施
➢ 减小进气系统阻力 ➢ 合理选择配气定时 ➢ 有效利用进气管的动态效应 ➢ 有效利用排气管的波动效应
河 南 理 工 大 学
一、减少进气系统阻力
一）进气门：阻力最大
气门的流通能力——时面值或角面值
Af
dt
1 6n
Af
d
=6nt
pa ps pa
流动阻力和转速关系
pa
v 2
2
和v
进气阻力的主要措施: 进气管长度、转弯半径、
管道内表面粗糙度；气流速度；增压中冷
和 r ： ，Vc ， r ，c
r c 燃烧恶化
河 南
汽油机： =6~12 r =0.05~0.16
理 工
非增压柴油机： =14~18 r =0.03~0.06
用电磁阀将高压共轨内油量进行合理分配控制油 压柱塞位置控制气门升程。
为精确控制气门升程 设置气门位移传感器
油压式可变配气机构的特点：
➢控制自由度高，提高进排气效 率气门的丰满系数接近1；
➢主要缺点：存在气门落座速度
河 南
发动机原理(第三章2节)
• 发动机特性
发动机性能参数(F， 随飞行条件(Ma，H)以及发动机 发动机性能参数 ，SFC)随飞行条件 随飞行条件 ， 以及发动机 油门位置的变化关系。 油门位置的变化关系。
• 重要意义
飞机的飞行性能与发动机特性密切相关。 飞机的飞行性能与发动机特性密切相关。
• 特性包括
– 油门特性：给定飞行条件和调节规律，性能随油门位置 油门特性：给定飞行条件和调节规律， 的变化； 的变化； – 速度特性：给定油门、调节规律和飞行高度，性能随飞 速度特性：给定油门、调节规律和飞行高度， 行马赫数的变化； 行马赫数的变化； – 高度特性：给定油门、调节规律和飞行速度，性能随飞 高度特性：给定油门、调节规律和飞行速度， 行高度的变化； 行高度的变化； – 过渡状态特性：启动、加速、减速等过程性能变化。 过渡状态特性：启动、加速、减速等过程性能变化。
2. 可变几何面积 的转速特性
• 尾喷管临界截面 积A8可调 调大A 调大 8共同工作 线下移 ∆SM↑ ↑ 增压比 ↓ 涡轮前温度 ↓ 排气速度 ↓ 推力 ↓
2. 可变几何面积 的转速特性
• 压气机之间级放气
放气使 • ∆SM↑ ↑ 被放掉的气体: 被放掉的气体 • 消耗了压缩功 消耗了压缩功; • 不参与涡轮作功 单位涡 不参与涡轮作功,单位涡 轮功↑ 涡轮前温度↑ 轮功↑, 涡轮前温度↑ • 增压比 ↓ • 排气燃气流量↓ 排气燃气流量↓
1.加速过程 加速过程
• 加速过程
– 慢车状态 → 最大状态 – 巡航状态 → 最大状态
转速迅速增加的过程 2π n • 加速性 ω = 60 推力迅速增加的能力 用完成加速过程所需时间 J d (ω ) = ( P η − P ) / ω t m k dt 表示加速性
汽车发动机原理课后简答题答案
第一章1.内燃机动力性能和经济性能指标为什么要分为指示指标和有效指标两大类？表示动力性能的指标有哪些？它们的物理意义是什么？它们之间的关系是什么？表示经济性能的指标有哪些？它们的物理意义是什么？它们之间的关系是什么？答：指示指标是以工质对活塞所做的功为基础的，它不考虑动力输出过程中机械摩擦和附件消耗等外来因的影响，可以直接反映由燃烧到热工转换的工作循环进行的好坏：有效指标是以曲轴对外输出的功率为基础，代表了发动机整机的性能。
表示动力性能的指标：平均指示压力p mi是发动机单位气缸工作容积的指示功平均指示功率P i发动机单位时间所做的指示功，P i=p mi V s in30τ平均有效压力p me发动机单位气缸工作容积输出的有效功有效功率P e发动机指示功率减去机械损失功率对外输出的功率，P e=P i−P m有效扭矩发动机工作时，由功率输出轴输出的扭矩转速n和活塞平均速度C m：提高发动机转速，即增加单位时间内做工的次数，从而使发动机体积小、重量轻和功率增加。
转速增加活塞平均速度也增加，他们之间的关系：C m=Sn30表示经济性能的指标：指示热效率ηi是实际循环指示功与所消耗的燃料热量之比。
指示燃油消耗率b i单位指示功的耗油量，与指示热效率之间的关系：b i=3.6×106ηi×Hμ有效热效率ηe发动机有效功与所消耗燃料热量的比值有效燃油消耗率b e与P e的关系：b e=BP e ×106，与ηe的关系ηe=3.6×106b e×Hμ2.怎样求取发动机的指示功率、有效功率、平均指示压力和平均有效压力？指示功率P i=p mi V s in30τb i=BP i×106 P i=P e+P m有效功率P e=P i−P m P e=T tq n9550P e=p me V s in30τb e=BP e×106平均指示压力p mi=W iV s P i=p mi V s in30τ平均有效压力p me=30P eτV s in p me=0.1047T tqτiV s×30×10−33.机械效率的定义是什么？机械效率是有效功率和指示功率的比值，ηm=P eP i =p mep mi=1−P mP i=1−p mmp mi4.压缩比的定义是什么？压缩比等于气缸总容积与燃烧室容积的比值。
赵英勋汽车概论-第三章汽车发动机
4．细滤器
机油细滤器用来过滤机油中直径0.001mm以上的细小杂质，这种滤 清器对机油的流动阻力较大，故多做成分流式，它与主油道并联，只有 少量的机油通过它滤清后又回到油底壳。
二、润滑系统工作原理 1. 润滑作用机理
润滑油
轴承
轴
2.润滑系统原理
§3-7 冷却系统
功用
把发动机工作时受热零件吸收的部分热量及时散发出去， 使工作中的发动机得到适度冷却，保持发动机在最适宜的 温度下工作。
功用：连接活塞和连杆小头，并把活塞承受的气 体压力传递给连杆。
活塞销连接方式 形式:全浮式（工作时自由转动）、半浮式。
活塞销
全浮式：活 塞销能在连 杆衬套和活 塞销座中自 由摆动，使 磨损均匀。
连杆
半浮式： 活塞中部 与连杆小 头采用紧 固螺栓连 接，活塞 销只能在 两端销座 内作自由 摆动。多 用于小轿
保证气缸与活塞间的密封性，防止漏气，并把活塞顶
部吸收的大部分热量传给气缸壁，再由冷却水将其带
走。
气环
切口
气环密封原理 将2～3道气环的切口相互错开形成“迷宫式”封气装置。
气环断面形状及泵油作用
油环
功用 ❖ 布油(活塞上行) ❖ 刮油 ❖ 密封(辅助作用)
活塞环
油环的刮油作用
油环形状
3. 活塞销
空气供给系统
汽油供给系统
电子控制系统
电控汽油喷射系统的工作原理
3．汽油喷射式燃油供给系统主要部件
喷油器
喷油器
电磁线圈
分配器
柱塞针阀
汽油喷射式燃油供给系统主要部件
电动汽油泵
汽油喷射式燃油供给系统主要部件 燃油压力调节器和燃油分配管
二、柴油机燃油供给系统
发动机原理-§3汽油机燃烧
别高的压力和压力升高率
〔并出 ddp现m高≥ax 频3 激MP振a/波°(C锯A 齿〕
波)，敲击气缸和燃烧室
正常燃烧
爆燃
壁面，除发生金属敲击声
图3-2 汽油机正常燃烧与爆燃的比较
外，还会破坏缸壁上润滑油膜，加剧运动件的磨损。经常敲
缸的发动机排气温度增加，冷却水过热，润滑油老化加剧。
9
❖ ⑵ 产生机理 火花塞点火后，火焰前锋面呈球面波形状以正常
② 补燃期的燃烧与柴油机有所区别。（汽油机不象柴 油机随喷随燃，燃料在 以p后max还有喷入，补燃情 况要小得多。） ⑵ 对性能的影响 补燃期燃烧放出的热量不能有效转变为功，使排气温度 升高，热效率下降。（活塞下行，压力降低） 要求：尽量缩短补燃期。
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二、汽油机不正常燃烧
❖ 1.爆燃
⑴现象：
爆燃时，缸内出现特
燃易发生。提高冷却强度，爆燃倾向减小。 汽油机压缩比的提高受到爆燃的限制。
❖ ③ 火焰前锋传播到末端混合气的时间 缩短火焰前锋传播到末端混合气的时间，有利于避
免爆燃。 提高火焰传播速度（增加气流运动的紊流度）
缩短火焰传播距离（燃烧室结构、火花塞位置等）
12电火花点火而是由燃烧室内炽热表面(如排气门 头部、火花塞绝缘体或零件表面炽热的沉积物等)点燃混合气 的现象，统称表面点火。
高压力可达3～5MPa 。
⑵ 对性能的影响 最高压力pmax到达的时刻（点3 ）对汽油机动力性、经济 性、工作粗暴等有重大影响。
6
3点位置：
3点的出现的时刻非常重要。
太早：压缩功，膨胀功 t，动力性，经济性
pmax、Tmax
、
p
，机械负荷热负荷。
（压力升高率代表发动机工作粗暴程度）
火箭发动机基本原理与主要性能参数
部截面。
(2) 临界参数
它是指Ma=1时的流动状态下的气流参数，而这种状态叫临界状态。
(3) 喷管排气速度
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第三节 火箭发动机的主要性能参数
一、 推力
二、 推力系数
三、 特征速度
四、 总冲
五、 比冲
六、 发动机后效冲量
七、 效率
八、 推质比
九、 推进剂质量混合比
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我们称pe=pa条件下的状为设计状态，在喷管设计中常称此状态为完 全膨胀状态。该状态下的火箭发动机推力为特征推力，记为F°， F°=mue
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二、 推力系数
1 推力系数定义及表达式
推力系数定义为推力F与Atpc乘积成正比的比例系数，或者为火箭发 动机(推力室)推力F与喷管喉面At和燃烧室压强乘积之比。
一、 推力
1
火箭发动机(推力室)的推力定义是当火箭发动机工作时，作用在火箭 发动机(推力室)内、外壁所有表面上的作用力之合力
2 推力的表达式
F=∫e0pindA+∫e0pexdA
3 真空推力与特征推力
火箭发动机在真空环境中工作时发出的推力叫真空推力。真空推力表 达式为： FV=mue+Aepe
① 当Ma<1
d u d A的符号相反 ，
说明气流欲加速时(d u>0)
d A<0,即喷管流动截面积逐
渐减小才使流速逐渐增加；② 当Ma>1时，即超音速流动时，欲使d
u>0
dA>0，即必须逐渐增大
流动截面积；③ 当Ma=1
d A=0,由前面
的①和②结论，流动截面必为最小截面，此时称为临界截面，或叫喉
发动机的比冲，以ISP
N·s／kg ( m／s ) ，即
3-发动机轴系扭振
I4 I5 I6 I7 I8 I9 I10 I11
车辆工程系
I12
Node
Element
理论
Theories
轴系当量化简的基本假定
Cranktrain Equivalent System Assumptions
转动惯量(由EXCITE DESIGNER内部计算或外部输入):
气缸转动惯量 - 气缸内活塞、连杆、曲拐等运动件的转动惯量集中在气缸中 心线位置，采用动能相等原则折算，与曲拐的转动惯量叠加。 1 I ( m j mB )r 2 I q (单列式机) 2 飞轮、推力盘、弹性联轴器等有较大转动惯量的部件，将其转动惯量集中在 各自的中心线位置
以试验结果为最终检测要求。
车辆工程系
理论
Theories
轴系当量系统方程
Cranktrain Equivalent System Dynamic Equation
I1 C12 I2 C23 I3 C34 I4 C45 I5 C56 I6 C67 I7
根据牛二定律,有方程: I1 D12 C12 M 1 I 2 D 23 (C 23 C12 ) M 2
轴系扭振
系统绝对和相对阻尼定义
System Damping with Absolute and Relative Damping
0
k rel
典型发动机原理 简答题及参考答案
典型发动机原理简答题及参考答案第一章发动机的性能1、简述工质改变对发动机实际循环的影响。
答：①工质比热容变化的影响：比热容Cp、Cv加大，k值减小，也就是相同加热量下，温升值会相对降低，使得热效率也相对下降。
②高温热分解：这一效应使燃烧放热的总时间拉长，实质上是降低了循环的等容度而使热效率ηt有所下降。
③工质分子变化系数的影响：一般情况下μ＞1时，分子数增多，输出功率和热效率会上升，反之μ＜l时，会下降。
④可燃混合气过量空气系数的影响：当过量空气系数φa1时，ηt值将随φa上升而有增大。
2、S/D〔行程/缸径〕这一参数对内燃机的转速、结构、气缸散热量以及与整车配套的主要影响有哪些？答：活塞平均运动速度?m?sn30，假设S／D小于1，称为短行程发动机，旋转半径减小，曲柄连杆机构的旋转运动质量的惯性力减小；在保证活塞平均运动速度?m不变的情况下，发动机转速n增加，有利于与汽车底盘传动系统的匹配，发动机高度较小，有利于在汽车发动机仓的布置； S／D值较小，相对散热面积较大，散热损失增加，燃烧室扁平，不利于合理组织燃烧等。
反之假设S／D值较大，当保持?m不变时，发动机转速n将降低。
S／D较大，发动机高度将增加，相对散热面积减少，散热损失减少等。
3、内燃机的机械损失包括哪几局部？常用哪几种方法测量内燃机的机械损失？答：机械损失由活塞与活塞环的摩擦损失、轴承与气门机构的摩擦损失、驱动附属机构的功率消耗、流体节流和摩擦损失、驱动扫气泵及增压器的损失等组成。
测定方法有：①示功图法、②倒拖法、③灭缸法、④油耗线法等。
4、简述单缸柴油机机械损失测定方法优缺点。
答：测量单缸柴油机机械损失的方法有：示功图法，油耗线法，倒拖法等。
用示功图法测量机械损失一般在发动机转速不是很高，或是上止点位置得到精确校正时才能取得较满意的结果。
在条件较好的实验室里，这种方法可以提供最可信的测定结果。
油耗线法仅适用干柴油机。
此法简单方便，甚至还可以用于实际使用中的柴油机上。
汽车发动机构造与维修-第三章曲柄连杆机构
第一节 机体组
二、气缸盖
二、气缸盖 气缸盖作用：用来密封气缸的上部，与 活塞、气缸等共同构成燃烧室。
气缸盖示意图 1－排气门 2－进气门 3－排气道 4－火花塞座 孔 5－进气门 6－凸轮轴座孔
第一节 机体组
二、气缸盖
别克气缸盖示意图 1－前凸轮轴盖 2－气缸盖螺栓 3－ 孔塞 4－气门导管 5－凸轮轴轴承 盖 6－火花塞座孔7－后凸轮轴轴承 盖 8－防冻塞 9－机油油道盖 10－ 排气管安装螺栓 11－节温器 12－ 气门 13－凸轮轴座孔
第二节 活塞连杆组
二、活塞环
二、活塞环 活塞环按其主要功用可分为气环和油环两类。
活塞环三隙 1－活塞环工作状态2－活塞环自由状态3－工作面4 －内表面5－活塞6－活塞环7－气缸壁 Δ1－开口间隙Δ2－侧隙Δ3－背隙d－内径B－宽度 油环 气环
第二节 活塞连杆组
二、活塞环
1.气环 气环也叫压缩环，用来密封活塞与气缸壁的间隙，防止气缸内的气 体窜入油底壳，以及将活塞头部的热量传给气缸壁，再由冷却水或空气 带走。另外还起到刮油、布油的辅助作用。
拔掉火花塞 拔掉分电器电插头
第四节 曲柄连杆机构的维护
一、气缸压缩压力的检验
一、气缸压缩压力的检验
技术提示
在拆卸火花塞或喷油器前， 要用压缩空气吹净火花塞或喷 油器周围的赃物。在吹赃物的 过程中，眼睛要进行防护或躲 开，防止赃物进入眼睛中。在 装火花塞或喷油器时，不要忘 记安装密封垫，密封垫应更换 新件。要保证螺纹扣对正，扭 紧力矩合适。
飞轮上的转速信号轮 正时标记
第四节 曲柄连杆机构的维护
第四节 曲柄连杆机构的维护
一、气缸压缩压力的检验
一、气缸压缩压力的检验
拔掉喷油器电插头
发动机换气过程
发动机原理第三章发动机的换气过程发动机的排气过程和进气过程统称为换气过程。
换气过程的任务是将气缸内废气排除干净，并充入尽可能多的新鲜气量--在柴油机中是空气；在汽油机中是燃油与空气的混合气（可燃混合气），这是保证发动机动力性的重要条件。
燃料在气缸内完全燃烧需要一定量的空气，完全燃烧时汽油与空气的体积比约为1：10000，而柴油与空气的体积比还要更大一些。
由此可见，可燃混合气中燃料所占容积比例很小，所以充入气缸的混合气燃烧放热量的大小，主要取决于充入缸内的空气量多少。
每循环进入气缸的空气量多，既可多供给一些燃料，又可以提高燃料的完全燃烧程度。
提高发动机的扭矩和功率。
此外，换气过程有功率损失使热效率降低。
换气过程的好坏对发动机零件的热复合、排气冒烟、大气污染等也有一定影响。
为了不断提高发动机性能，必须深入研究换气过程的进行情况，分析影响充气量的各种因素，找出提高充气量和减少换气损失的方向与措施。
3.1 四行程发动机的换气过程一、换气过程四行程发动机配气机构均采用气门换气方案，其换气过程是排气门开启到进气门关闭的整个时期，约占曲轴转角380°～490°。
根据气体流动特点和进排气门运动规律，换气过程可分为自由排气、强制排气、惯性排气、准备进气、正常进气和惯性进气六个阶段，如图3-1所示。
图3-1 换气过程气缸压力、排气管压力、进排气门流通截面积的变化(a)气缸压力、排气管压力随曲轴转角θ的变化曲线(b)进排气门相对流通截面积随曲轴转角θ的变化曲线(c)四行程发动机进、排气门开闭时间1. 自由排气阶段从排气门在下止点前开启到活塞行至下止点这个时期称自由排气阶段。
该阶段曲轴转过的角度称为排气提前角，一般为40°～80°轴转角。
由于配气机构惯性力的限制，气门开启与关闭不能太快，需要一定时间，如果活塞到下止点时排气门才开始开启，在开启初期开度极小，废气不能通畅流出，气缸内压力下降缓慢，不能实现充分排气，而且在活塞向上止点回行时会形成较大的反压力，增加排气行程所消耗的功。
汽车发动机原理课后习题答案
第一章发动机的性能1.简述发动机的实际工作循环过程。
1）进气过程：为了使发动机连续运转，必须不断吸入新鲜工质，即是进气过程。
此时进气门开启，排气门关闭，活塞由上止点向下止点移动。
2）压缩过程：此时进排气门关闭，活塞由下止点向上止点移动，缸内工质受到压缩、温度。
压力不断上升，工质受压缩的程度用压缩比表示。
3）燃烧过程：期间进排气门关闭，活塞在上止点前后。
作用是将燃料的化学能转化为热能，使工质的压力和温度升高，燃烧放热多，靠近上止点，热效率越高。
4)膨胀过程：此时，进排气门均关闭，高温高压的工质推动活塞，由上止点向下至点移动而膨胀做功，气体的压力、温度也随之迅速下降。
（5）排气过程：当膨胀过程接近终了时，排气门打开，废气开始靠自身压力自由排气，膨胀过程结束时，活塞由下止点返回上止点，将气缸内废气移除。
3.提高发动机实际工作循环热效率的基本途径是什么？可采取哪些基本措施？提高实际循环热效率的基本途径是：减小工质传热损失、燃烧损失、换气损失、不完全燃烧损失、工质流动损失、工质泄漏损失。
提高工质的绝热指数κ。
可采取的基本措施是：⑴减小燃烧室面积，缩短后燃期能减小传热损失。
⑵. 采用最佳的点火提前角和供油提前角能减小提前燃烧损失或后燃损失。
⑶采用多气门、最佳配气相位和最优的进排气系统能减小换气损失。
⑷加强燃烧室气流运动，改善混合气均匀性，优化混合气浓度能减少不完全燃烧损失。
⑸优化燃烧室结构减少缸内流动损失。
⑹采用合理的配缸间隙，提高各密封面的密封性减少工质泄漏损失。
4.什么是发动机的指示指标？主要有哪些？答：以工质对活塞所作之功为计算基准的指标称为指示性能指标。
它主要有：指示功和平均指示压力.指示功率.指示热效率和指示燃油消耗率。
5.什么是发动机的有效指标？主要有哪些？答:以曲轴输出功为计算基准的指标称为有效性能指标。
主要有：1）发动机动力性指标，包括有效功和有效功率.有效转矩.平均有效压力.转速n和活塞平均速度；2）发动机经济性指标，包括有效热效率.有效燃油消耗率；3）发动机强化指标，包括升功率PL.比质量me。
火箭发动机基本原理与主要性能参数
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八、
推质比是火箭推进系统在静止条件下海平面推力与火箭结构质量之比。 由定义可写出下式 N=F/mg
F——
N
m——
kg
推质比反映了火箭推进系统设计质量的优劣及制造、结构材料的水平 推质比越大，则飞行器的加速度越大。它对火箭的性能有重要的影响， 直接影响着火箭的运载能力和飞行的稳定性，以及导弹的射程 。
① 当Ma<1
d u d A的符号相反 ，
说明气流欲加速时(d u>0)
d A<0,即喷管流动截面积逐
渐减小才使流速逐渐增加；② 当Ma>1时，即超音速流动时，欲使d
u>0
dA>0，即必须逐渐增大
流动截面积；③ 当Ma=1
d A=0,由前面
的①和②结论，流动截面必为最小截面，此时称为临界截面，或叫喉
我们称pe=pa条件下的状为设计状态，在喷管设计中常称此状态为完 全膨胀状态。该状态下的火箭发动机推力为特征推力，记为F°， F°=mue
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二、 推力系数
1 推力系数定义及表达式
推力系数定义为推力F与Atpc乘积成正比的比例系数，或者为火箭发 动机(推力室)推力F与喷管喉面At和燃烧室压强乘积之比。
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第二节 基本原理与基本关系式
一、火箭发动机的工作原理:
火箭发动机的工作过程可以概括为两个基本过程，即燃烧过程和流动 过程。
燃烧过程是在发动机的燃烧室中进行，将推进剂的化学能转变成热能； 流动过程是在喷管中完成的，燃烧产生的高温高压燃气(工质)进入管 ， 在喷管内膨胀加速，最后从喷管高速喷出。
1
火箭发动机的工作时间定义为： 从燃烧室初始压强建立到有效工作 终点压强之间的对应时间间隔 。
摩托车发动机原理-第三章-二冲程发动机的换气过程
2.转阀进气方式 它也是一种非对称的进气方式。
其特点：
(1) θi= θi1+ θi2
θi1≠ θi2
(2)阀缺角θic一定，进气口尺寸一定后, θi的值便是定值,可用阀
盘键槽的旋转，改变与曲轴的相对位置，可使整个角度提前或
εk=(Vk+Vs)/Vk
现代摩托车发动机的曲轴箱压缩比εk=1.25-1.4之间。
当活塞从上止点向下行走，到图3-1 a)所示的位置时，排气 口打开，由于这时缸内压力高达0.3~0.4MPa，废气以声速从排 气口排出，排气过程开始，从排气口打开到扫气口打口这段排 气叫先期排气。
活塞继续下行打开扫气口，当曲轴箱压力pk>p(气缸压力)时， 新气从曲轴箱通过扫气口进入气缸，同时驱赶废气继续排出。 由于这时利用新气清扫废气，故该过程称为扫气过程，如图 3—1b所示，此过程一直进行到下止点后扫气口关闭为止。当 活塞继续上行关闭排气口止，整个换气过程结束。下面分别就 此三个过程进行分析。
迟后。当装上以后其相对于上、下止点的位置便是固定值，不
随任何工况而变，这是与簧片进气的主要差别。
(3)转阀打开气口以后，气口全开，进气阻力很小，故该型式 用在高升功率的发动机上。
(4)结构复杂，工艺要求高，特别是阀盘，通常用厚度仅 0.5mm的不锈钢片制作，要求平整、光滑、均匀。阀盘的轴向间 隙仅0.5mm左右，达不到要求就会出现密封不严、磨损，甚致卡 死。
簧片阀，能够吸 收曲轴箱内压力 的微弱波动，所 以给气比随转速 变化比较平缓。 在低速也几乎看 不到小的波峰的 存在。
第四节 二冲程发动机的排气过程
排气过程分为自由排气和强制排气两个阶段。
发动机原理(第3章第3节双轴)
发动机各处，确保引擎的稳定
和污物，防止它们流经发动
剂，它能够减少发动机零件的
工作。
机，减少磨损和故障。
摩擦和磨损，延长发动机寿
命。
双轴发动机点火系统
1
点火线圈原理
点火线圈是将12伏低电压升压成高电压，供火花塞点火使用的装置。
2
CDI点火原理
CDI点火使用脉冲高压，从而实现更好的起动性和燃烧效率。
3
双轴发动机传动系统
离合器
起到了将发动机扭矩传递到变速箱的作用。
变速箱
完成将发动机功率的变换，以适应道路条件和车
速的变化，是整个车辆动力传递系统中至关重要
的组成部分。
万向节
万向节是将动力从变速器传递给车轮的最后一道
关键部件，进行角度转换和扭矩传递。
双轴发动机维护保养和故障排除
机油更换和检查
火花塞更换和检查
故障排除方法
定期检查机油的液位和状态，
火花塞是点火系统中的重要部
根据故障现象和故障码，采取
定期更换机油，以保证发动机
件，必须定期检查并更换。
合适的故障排除方法。
的运转。
双轴发动机简介
双轴发动机采用双曲轴结构，具有更高的功率和可靠性。本节将介绍该发动
机的基本原理和构成。
Байду номын сангаас
双轴和单轴发动机的比较
1
功率更高
双轴发动机的双曲轴结构使其更加均衡，因此具有更高的功率。
2
维修难度较大 ️
由于曲轴相互独立，因此双轴发动机的维修难度要大于单轴发动机。
3
占用空间更大
双轴发动机的体积和重量较大，对于占用空间有限的车辆会造成一定的限制。
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超音速飞机选择小涵 道比涡扇发动机 亚音速飞机选择大涵 道比涡扇发动机
分开排气涡扇发动机
对应一定风扇压比 随涵道比增加，存 在有使耗油率达最 低的最佳涵道比。 外涵风扇增压比与 涵道比恰当组合， 可获得最低耗油率 (图5.20)
25
六、 加力对单位性能参数的影响
1. 加力推力与加力温度的关系
民用飞机/发动机的性能要求
对民用飞机/发动机而言，经济性一直是最主要的评估指标。近年 来环保要求日益变得重要，加上安全性、可靠性、维修性等要求 使飞机和发动机设计中需考虑的因素变得非常复杂。 即便对于经济性而言，使用不同的经济性评价指标也会对飞机和 发动机的优化设计构成不同的影响。
典型民用飞机要求和任务剖面
1
k 1 k
)
; 令e
k 1 k
1 c pT0 ( e)(1 ) e
6
单位推力、耗油率
Fs 2CpT0 (e 1)( 2 1) C0 C0 e e 2 2CpT0 (e 1)( 1) C0 C0 e
3600CpT0 sfc b H f Tt 4 T0 e
根据飞机对发动机推力需求确定通过发动机的空气流 量和特征尺寸
2
设计点热力计算的方法
根据给定条件和所选择的设计参数， 沿发动机流程部件，利用各部件气动 热力学关系式计算出各截面的气流参 数、发动机的单位推力和耗油率
具体步骤及公式（自学） 第5.4节：燃气涡轮发动机设计点热力计算
第 二 节
发动机设计点热力计算 结果分析
军用飞机/发动机的性能要求
对于超声速军用飞机/发动机而言，需要在很多的飞行条件下进行 优化，如待机和侦察、超声速突防、跨声速作战等。 不同飞行条件对发动机提出不同要求，如巡航经济性、不加力推 力、加速性等。 飞机在和平时期的值班循环比设计飞行任务循环所占比重更大， 因此和平时期的使用影响也需要在设计中予以考虑。 一些更高的要求如：在有限长度的跑道或被破坏的跑道上的短距 起降要求、红外和雷达隐身要求、提升空战能力和减小敌方地空 导弹发射窗口的超声速巡航要求，使得军用飞机/发动机的匹配变 得更为复杂。
Sfc=3600q1/HfFs
q1 Fs
存在有使耗油率达最低的 最经济增压比c.ec
c.opt
c
c.opt c.ec
提高的压气机增压比
单位推力下降 可提高热效率，降低耗 油率
亚音速运输机追求低 耗油率，增压比应尽 可能高 超音速战斗机追求高 单位推力，增压比选 择应往最佳值方向靠 近
F404
7134 1.89 4840 ~0.8 0.34 3
F100
12478 2.03 7475 0.703 0.81 3
AЛ -31Ф
12260 1.96 7720 0.765 0.65 4
高压压气机级数
总压比 涡轮前温度K 推重比 装备的飞机 飞机推重比
7
25 1589 7.58 F-18 ~0.95
将发动机作 为飞机的一 个子系统， 以飞机完成 飞行任务的 优劣作为设 计方案的设 计目标。
为什么要开展飞/发一体化设计
开展航空发动机设计和研制时，首先需要确定包括发动机性能、 安装尺寸和重量、稳定性、寿命、安全性、经济性、适用性、维 修性等一系列的设计要求。 由于发动机产品的各项设计要求之间联系紧密且相互制约，需要 在飞机飞行任务和评价指标驱动的设计决策过程中，由飞机使用 部门（特别是军方用户）、飞机设计部门和发动机设计部门经过 多轮次的协调，共同研究确定。 在西方国家，这一过程通常划分为招标申请（RFP）、联合概念 定义（JCDP）、联合定义（JDP）三个阶段。
(C9II/C9I)opt =1.0
考虑能量传递过程中损失时:
(C9II/C9I)opt 0.8
最佳风扇压比
风扇增压比对Fs和sfc的影响
19
设计涵道比对最佳风扇增压比的影响
设计涵道比越大，最佳 风扇增压比越小
设计涵道比对最佳风扇增压比的影响
大涵道比（B>5)风扇发动机一般为单级风扇设计 为平衡高、低压转子压缩功的负荷，低压转子设 计有若干级增压级
q1 Fs c.opt
高单位推力有利于减小 发动机径向尺寸，提高 发动机的推重比
c
c 对耗油率的影响
耗油率取决于循环加热量和单位 推力 当c 从较小值开始增加时，单位 推力增加、加热量下降使油气比 下降，使耗油率迅速下降； 在最佳增压比附近，单位推力变 化平缓，油气比下降使耗油率继 续下降； 在c 继续增加，单位推力严重降 低，使耗油率上升
在加力燃烧室再次 喷油燃烧使气流温 度Ttab达 2000 ~ 2100K 涡轮出口温度Tt5 800 ~ 1100K ab = Ttab /Tt5
C9 ab n
1 1 kk 2CpTtab [1 ( ) ] ptab p0
C9 n C0 0
1 2CpTt 5 [1 ( ) pt 5 p0
超音速飞机涡扇发动机 总体发展趋势
军用超音速战斗机为追求尽可能 高的单位推力和推重比
• 一高、一中、一低 （高涡轮前温度、中等总增压比、低 涵道比）
为追求更高功重比和更低耗油率
涡桨和涡轴发动机设计向更高增 压比和更高涡轮前温度发展
33
第三代超音速战斗机用 典型发动机数据
发动机型号
最大状态推力daN 最大状态耗油率kg/daN· h 中间状态推力daN 中间状态耗油率kg/daN· h 涵道比 风扇级数
民用飞机的要求包括航程、商载、平衡场长、爬升末端推力、一 发不工作时爬升梯度、排放和噪声、飞机性能增长空间等。其主 要评价指标有初始投资、直接运营成本、每座公里（或百公里） 成本、燃油消耗量和每座公里（或百公里）燃油消耗量、购买成 本、寿命周期成本、起飞总重等。
设计循环参数 对涡桨和涡轴发动机的影响
设计循环参数：压气机增压比、涡轮前温度
Tt4一定，提高增压比
可有效改善发动机热效率， 降低耗油率
但过高的增压比使单位功率 降低
增压比一定，提高涡轮前温度
可增加循环有效功 有效提高单位输出功率并降 低耗油率
30
民用大涵道比涡扇发动机 总体发展趋势
F =1时，内涵完全不向外涵传递能量，内 涵排气速度高，余速损失大，推进效率低
随F增加，内涵向外涵传递能量增加，内 涵喷管流速降低，外涵喷管流速增加 当F很高时，以致循环功几乎全部用于外 涵气流加速，外涵排气速度高，余速损失 大，推进效率再次降低 不考虑能量传递过程中损失时：
最佳风扇压比所对应的排气速度比
飞行速度一定时单 位推力与有效功成 正比 耗油率与加热量成 正比， 与 单位推力 成反比
理想循环功
Lid q1ti c p (Tt 4 Tt 3 )ti Tt 4 Tt 3 c pT0 ( )(1 T0 T0 Tt 4 T0 Tt 3 T0 Lid
k 1 k
9
32 1728 7.32 F-15 1.07
9
22~23 1665 8.17 Su-27 1.1 34
涡轴涡桨发动机循环参数的发展趋势
在给定的技术水平条件下，由于尺寸效应和冷却损失等 （实心曲线）的影响，当循环参数高到一定程度时，进 一步提高循环参数对涡轴发动机性能影响不明显。
第三节 发动机/飞机一体化设计概念
k 1 k
]
加力加热比
加力比 F=F a b /F正 比于加力温度
Fab Ttab F ab F Tt 5
加力加热比对性能的影响
结论：
加力排气速度增加，推力增加； 加力使循环热效率下降, 耗油率加大, 经济性变差 （原因：加热在低压条件下进行） 加力温度越高，推力越大，循环热效率越低，耗 油率越高 一定加力温度下，涡轮前温度越高，加力推力越 大，加力耗油率越低。主燃烧室多加热有利于性 能提高； 存在有使加力单位推力达最大和加力耗油率达最 低的最佳增压比
涡喷发动机单位推力、耗油率 与热力循环参数关系
Fs C9 C0 循环有效功： C92 C02 Le 2 Fs 2 Le C02 C0 耗油率： 3600 f 3600q1 sfc Fs H f Fs q1 Cp (Tt 4 Tt 3 ) / b
5
当气流在尾喷管出口达到完全膨胀时：
k 1 k
7
二、 内涵总增压比c 对单位性能的影响
C FI CL CH
Pt 3 Pt 2
c对单位推力的影响
Fs 2 Le C C0
2 0
单位推力取决于循环有效 功，而循环有效功主要决 定于循环加热量和热效率 c太低，热效率低，放 热量所占比重大 c太高，加热量低，损 失所占比重大 存在有使单位推力达最大 的最佳增压比c.opt
提高 Tt4 的同时，相应提高压缩部 件总增压比
涡轮前温度随年代变化及对推重比的影响
14
分开排气大涵道比涡扇发动机
提高涡轮前温度Tt4有利于：
设计更高的总增压比，有利于热效
率提高，改善经济性； 允许将更多的能量传给更多的外涵 气流，加大设计涵道比，增加发动 机总推力，提高推进效率。
第 三 章
航空燃气涡轮发动机 设计点热力计算
第一节 设计点热力计算的目的及方法
在给定飞行条件和大气条件下
选择发动机工作过程（循环）参数